Gaz türbinli motorlarda kullanılan labirent keçelerdeki aşınmış diş geometrisinin sızdırmazlık performansına etkisinin had analizi ile incelenmesi

T.C.

KIRIKKALE ÜNİVERSİTESİ FEN BİLİMLERİ ENSTİTÜSÜ

MAKİNA ANABİLİM DALI YÜKSEK LİSANS TEZİ

Gaz Türbinli Motorlarda Kullanılan Labirent Keçelerdeki Aşınmış Diş Geometrisinin Sızdırmazlık Performansına Etkisinin

HAD Analizi ile İncelenmesi

Mustafa Cem SERTÇAKAN

Makina Anabilim Dalında Mustafa Cem SERTÇAKAN tarafından hazırlanan GAZ TÜRBİNLİ MOTORLARDA KULLANILAN LABİRENT KEÇELERDEKİ AŞINMIŞ DİŞ GEOMETRİSİNİN SIZDIRMAZLIK PERFORMANSINA ETKİSİNİN HAD ANALİZİ İLE İNCELENMESİ adlı Yüksek Lisans Tezinin Anabilim Dalı standartlarına uygun olduğunu onaylarım.

Prof. Dr. Ali ERİŞEN Anabilim Dalı Başkanı Bu tezi okuduğumu ve tezin Yüksek Lisans Tezi olarak bütün gereklilikleri yerine getirdiğini onaylarım.

Prof. Dr. Yahya DOĞU Danışman Jüri Üyeleri

Başkan : Doç. Dr. Oğuz UZOL __________

Üye (Danışman) : Prof. Dr. Yahya DOĞU __________

Üye : Doç. Dr. Murat Kadri AKTAŞ __________

... /... /...

Bu tez ile Kırıkkale Üniversitesi Fen Bilimleri Enstitüsü Yönetim Kurulu Yüksek Lisans derecesini onaylamıştır.

Prof. Dr. Mustafa YİĞİTOĞLU Fen Bilimleri Enstitüsü Müdürü

ÖZET

GAZ TÜRBİNLİ MOTORLARDA KULLANILAN LABİRENT SIZDIRMAZLIK ELEMANINDA AŞINMIŞ DİŞ GEOMETRİSİNİN SIZDIRMAZLIK PERFORMANSINA ETKİSİNİN HAD ANALİZİ İLE İNCELENMESİ

SERTÇAKAN, Mustafa Cem Kırıkkale Üniversitesi Fen Bilimleri Enstitüsü

Makina Anabilim Dalı, Yüksek Lisans Tezi Danışman: Prof. Dr. Yahya DOĞU

Ocak 2017, 182 sayfa

Uçak motoru ve diğer turbomakinalarda sızdırmazlık elemanı olarak yaygın kullanılan labirent keçeler, özellikle manevra ve devreye giriş ve çıkış süreçlerindeki geçici operasyon rejimleri esnasında sürtünme nedeniyle aşınır ve kalıcı diş hasarıyla karşılaşır. Aşınmış diş, sızdırmazlık performansının öngörülemeyen şekilde düşmesine neden olur. Motordaki geçici operasyon rejimine bağlı olarak rotor ve stator arasındaki açıklık öngörülen labirent keçe açıklığından fazla kapandığında, labirent keçe dişlerinin yerleştirildiği rotor/stator karşısındaki stator/rotor sürtünme sonucu aşınır. Bu aşınma ile düzgün köşeli labirent diş ucu geometrisinin genellikle mantar veya yuvarlatılmış şekilde bir diş ucu geometrisine dönüştüğü motor bakımlarında gözlenmiştir. Bu diş ucu aşınmaları ile sızdırmazlık performansı ve dolayısıyla motor performansı ve verimi,

bulunmaktadır. Öngörülemeyen performans kaybına neden olan mantar diş ve yuvarlatılmış diş aşınmaları ile ilgili literatürdeki bilgiler oldukça sınırlıdır.

Bu tez kapsamında; genellikle uçak motorlarındaki labirent keçe uygulamalarında karşılaşılan mantar diş ve yuvarlatılmış diş olmak üzere iki aşınma geometrisinin sızdırmazlık performansı üzerindeki etkileri HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) analizi ile incelenmiştir. Ayrıca sızdırmazlık elemanlarının test düzeneklerinde testleri gerçekleştirilerek HAD analiz modeli doğrulanmıştır.

Tezin amacı labirent keçelerde aşınmış diş geometrilerinin kaçak debiye etkilerinin belirlenmesidir. Bu amaçla aşağıda listelenen 3 farklı diş geometrisi incelenmiştir: Düz Diş, Mantar Diş, Yuvarlatılmış Diş.

İlk olarak; aşınmamış düz diş analizleri gerçekleştirilmiştir ve labirent keçe kaçak debileri hesaplanmıştır. Bu amaçla, dört farklı parametrenin (açıklık, basınç oranı, diş sayısı ve rotor dönüş hızı) kaçak debi üzerindeki etkisi belirlenmiştir. İncelenen parametreler ve değişim aralıkları; açıklık (cr=0,254-2,032mm), basınç oranı (Rp=1,5- 3,5), diş sayısı (nt=1-12) ve rotor dönüş hızı (n=0-80 krpm) şeklindedir.

Mantar diş analizlerinde beş adet etkin parametre; mantar yarıçapı (R=0-0,508mm), açıklık (cr=0,254-2,032mm), basınç oranı (Rp=1,5-3,5), diş sayısı (nt=1-12) ve rotor dönüş hızı (n=0-80 krpm) uygulamada karşılaşılan aralıklarda değiştirilerek, labirent keçenin kaçak debisi hesaplanmıştır.

Yuvarlatılmış diş analizleri için ise altı adet etkin parametre; oyuk derinliği-genişliği (0,000-0,000mm; 0,600-0,508mm), açıklık (cr=(-0,254)-0,254mm), basınç oranı (Rp=1,5-3,5), diş sayısı (nt=1-12) ve rotor dönüş hızı (n=0-80 krpm) uygulamada gözlenen aralıklarda değiştirilerek kaçak debi hesaplanmıştır.

HAD analizleri, 2-Boyutlu eksenel simetrik koordinatlar kullanılarak sıkıştırılabilir türbülanslı akış için gerçekleştirilmiştir. HAD analizleri, literatürde deneysel sonuçları yayınlanmış bazı uygulamalar ile karşılaştırılarak doğrulanmıştır. Ayrıca, HAD analizlerinden elde edilen kaçak debiler literatürde ve uygulamada yaygın kullanılan labirent keçe korelasyonları ile ve deneysel sonuçlarla karşılaştırılmıştır.

Düz diş uygulamalarında; kaçak debinin açıklık, basınç oranı, diş sayısı ve rotor dönüş hızının fonksiyonu olarak değişimi belirlenmiştir. Tüm diş sayıları için, artan açıklık ve basınç oranı kaçak debiyi artırmaktadır. Artan diş sayısı belli bir değere kadar etkin şekilde kaçak debiyi düşürmektedir. Düşük devir sayılarında kaçak debi ihmal edilecek seviyede azalmaktadır.

Mantar diş aşınmasının oluşması durumlarında, aşınmadan kaynaklı açıklık artışı göz ardı edildiğinde dahi, mantar dişin düz dişe göre daha yuvarlak geometrik formundan dolayı kaçak debi de artış görülmüştür. Bu kaçak debi artışı; mantar diş etrafındaki akışta, daha düşük vena-contracta etkisinin yanı sıra akış ayrılması ve akış çalkantılarının da daha düşük seviyelerde olmasından kaynaklanmaktadır. Aşınmadan kaynaklı açıklık artışı dâhil edildiğinde ise kaçak debideki artış daha etkin olmaktadır.

Mantar diş geometrisi için, diş sayısı ve rotor dönüş hızının da kaçak debi üzerindeki etkileri belirlenmiştir.

Yuvarlatılmış diş aşınmalarında, yüksekten düşüğe doğru kaçak debi sıralaması, sığ- geniş oyuklu, derin-geniş oyuklu, derin-dar oyuklu, sığ-dar oyuklu, oyuksuz yuvarlatılmış ve düz diş şeklindedir.

Belirtilen iki aşınma çeşidi için yüksekten düşüğe doğru kaçak debi sıralaması, mantar dişli labirent keçe, oyuksuz yuvarlatılmış dişli labirent keçe ve düz dişli labirent keçe şeklindedir.

Mantar diş (açıklık artışı olmadan) kaçak debisi düz dişe göre; cr=0,127 mm, cr=0.254 mm ve cr=0,508 mm açıklıklar için sırasıyla %15,9, %22,1 ve %19,6 daha fazla gerçekleşmiştir. Bu oranlar mantar diş aşınması gerçekleşirken aşınma sonucu dişin eriyerek açıklığın artması durumunda daha da artacaktır.

Yuvarlatılmış diş (oyuksuz) kaçak debisi düz dişe göre; cr=0,127 mm, cr=0.254 mm ve cr=0,508 mm açıklık için sırasıyla %15,9, %10,1 ve %7,3 daha fazla gerçekleşmiştir.

ABSTRACT

CFD INVESTIGATION OF LABYRINTH SEAL WORN TEETH TIP EFFECTS ON LEAKAGE PERFORMANCE IN GAS TURBINES

SERTÇAKAN, Mustafa Cem Kırıkkale University

Graduate School of Natural and Applied Sciences

Department of Mechanical Eng., M. Sc. Thesis Supervisor: Prof. Dr. Yahya DOĞU

January 2017, 182 pages

Conventional labyrinth seal applications in jet engines other turbomachinery encounter a permanent teeth tip damage and wear during transitional operations of manoeuvring, start-up and shut-down. Worn tooth causes unpredictable seal leakage performance degradation. Depending on engine transitional operations, when the clearance between the rotor and the stator closes more than the design value, labyrinth teeth located on the rotor/stator wear against the stator/rotor. During engine maintenance, this teeth wear is observed mostly in the form of the labyrinth teeth becoming a mushroom shape or a rounded shape. As a result of this tooth tip wear, leakage performance permanently decreases, which causes unpredicted drop in the engine’s overall performance and efficiency. There is information in the literature that the leakage increase of 1% leads to a 0.1% increase in the specific fuel consumption and a 0.8% decrease in the propulsive power of the civilian aviation engines. It also leads to a 0.3% increase in the specific fuel consumption and a 1% decrease in propulsive power of the military field engines.

However, very limited information about leakage performance degradation caused by mushroom and rounded wear are available in open literature.

Within the scope of this thesis; the effects on the sealing performance of the two wear geometry in the form of namely mushroom and round shaped labyrinth teeth encountered in labyrinth seal applications on aircraft engines were investigated by CFD (Computational Fluid Dynamics) analysis. In addition, the CFD analysis model has been verified by performing tests on the test fixtures of the sealing elements.

The thesis aim is to determine the effects of worn tooth geometries on leakage. For this purpose, the following three tooth geometries are examined: Straight Tooth, Mushroom Tooth, Round Tooth.

Firstly; the analysis was performed for unworn straight tooth and labyrinth seal leakages were calculated. For this purpose, the effect of four different parameters (clearance, pressure ratio, number of teeth and rotor rotational speed) on leakage flow was determined. Parameters and their intervals are of clearance (cr=0.254-2.032mm), pressure ratio (Rp=1.5-3.5), number of teeth (nt=1-12) and rotor rotational speed (n=0- 80 krpm).

In mushroom tooth analyses; the leakage of the labyrinth was calculated by changing five effective parameters of mushroom radius (R=0-0.508mm), clearance (cr=0.254- 2.032mm), pressure ratio (Rp=1.5-3.5), number of teeth (nt=1-12) and rotor speed (n=0- 80 krpm in the range of application.

For rounded tooth analysis, six effective parameters were considered. These are; groove depth-width (0.000-0.000mm; 0.600-0.508mm), clearance (cr= (-0.254)-0.254mm), pressure ratio (Rp=1.5-3.5), number of teeth (nt=1-12) and rotor speed (n=0-40 krpm).

These parameters were changed at the intervals observed in the application and the leakage flow rate was calculated.

CFD analyses were carried out by employing compressible turbulent flow in 2-D axi- symmetrical coordinate system. CFD analyses have been verified by comparing

In straight tooth applications; the leakage as a function of the clearance, the pressure ratio, the number of teeth and the rotor speed was determined. For all tooth numbers, the increased clearance and pressure ratio increases the leakage. The increased number of teeth effectively reduces the leakage up to certain level. At low speeds, the leakage flow is reduced at negligible level.

In mushroom tooth wear cases, even when the clearance increase due to wear is ignored, the leakage flow is increased due to the rounded geometric form of the mushroom tooth compared to the straight tooth. This leakage increase is caused by less flow separation and flow disturbance and the vena contracta effect for flow over the smoothly shaped mushroom tooth tip compared to the sharp-edged tooth tip. When the clearance increase due to wear is included, the leakage increase becomes more effective. For mushroom tooth geometry, the effects of number of teeth and rotor speed on the leakage have also been determined.

It was found that the leakage varied with rounded labyrinth teeth, in order from highest to lowest leakage, as shallow-wide groove, deep-wide groove, deep-narrow groove, shallow-narrow groove, non-groove rounded teeth and straight-through labyrinth teeth.

For the two specified wear types, leakage order from highest to lowest is mushroom shaped labyrinth teeth, non-groove round shaped labyrinth teeth, and straight labyrinth teeth.

Mushroom tooth (without clearance increase) leaks more than straight tooth; 15.9%, 22.1% and 19.6% more for cr=0.127 mm, cr=0.254 mm and cr=0.508 mm, respectively.

These percentages will be further increased in case of clearance increase due to tooth wear.

Round tooth (without groove) leakage is also more than the straight tooth which is 15.9%, 10.1% and 7.3% more cr=0.127 mm, cr=0.254 mm and cr=0.508 mm, respectively. These percentages will be further increased in case of groove formation during round tooth wear.

Keywords: Gas Turbines, Seal, Labyrinth Seal, Teeth Wear, Mushroomed Teeth, Rounded Teeth, Leakage, CFD Analysis

TEŞEKKÜR

Çalışmalarım boyunca hiçbir zaman emeğini esirgemeyen, tezimin hazırlanmasında ve yürütülmesinde değerli bilgi ve deneyimleri ile beni yönlendiren, akademik ve iş hayatım boyunca örnek alacağım saygıdeğer hocam Prof. Dr. Yahya Doğu’ya sonsuz teşekkürlerimi sunarım.

Bu çalışmayı SANTEZ projesi kapsamında destekleyen TUSAŞ Motor Sanayii A.Ş.’ne (TEI) ve “Bilim, Sanayi ve Teknoloji Bakanlığı’na teşekkür ederim.

Çalışmalarım süresince sağladıkları tüm teknik destekten dolayı başta Mustafa Kocagül, Çağrı Nart ve Altuğ Pişkin olmak üzere TUSAŞ Motor Sanayii A.Ş.’ndeki tüm çalışma arkadaşlarıma teşekkür ederim.

Test sistemlerinin kurulumlarının ve devreye alma faaliyetlerinin yürütülmesine katkı sağlayan SDM Sıradışı Arge ve Mühendislik San. Tic. Ltd. Şti.’ne, Türbin Arge Mühendislik A.Ş.’ne ve değerli çalışanlarına teşekkür ederim.

Ayrıca, eğitim-öğretim hayatım boyunca, beni bir an olsun yalnız bırakmayan, maddi ve manevi her türlü destekleriyle her zaman yanımda olduklarını hissettiren aileme teşekkürlerimi sunarım.

İÇİNDEKİLER DİZİNİ

ÖZET ... i

ABSTRACT ... iv

TEŞEKKÜR ... vii

İÇİNDEKİLER DİZİNİ ... viii

ÇİZELGELER DİZİNİ ... x

ŞEKİLLER DİZİNİ ... xi

SİMGELER DİZİNİ ... xvi

1. GİRİŞ ... 1

1.1. Turbomakinalar ... 4

1.2. Gaz Türbinli Motorlar ... 5

1.2.1. Gaz Türbinli Motorun Temel Bileşenleri ... 5

1.2.2. Brayton Çevrimi ...10

1.2.3. Gaz Türbinli Motor Çeşitleri ...18

1.3. Sızdırmazlık Elemanları ...20

1.4. Labirent Keçeler ...29

1.5. Labirent Keçelerde Oluşan Aşınma Çeşitleri ...35

1.5.1. Mantar Diş Aşınması ...38

1.5.2. Yuvarlatılmış Diş Aşınması...39

1.6. Literatür Taraması ...41

1.7. Tezin Amacı ve Kapsamı ...54

2. LABİRENT KEÇE AKIŞ ANALİZ YÖNTEMLERİ...59

3. DENEYSEL YÖNTEM ...61

4. ANALİTİK YÖNTEM ...64

4.1. Bernoulli Denklemi ...65

4.2. Daimi-Sıkıştırılabilir Akışta Bernoulli Denklemi...67

4.3. Kesit Daralması Yöntemi ile Debi Ölçümü ...68

4.4. Labirent Keçe Debi Korelasyonları ...70

4.4.1. Venant Denklemi ...71

4.4.2. Martin Denklemi ...72

4.4.3. Egli Denklemi ...73

4.4.4. Hodkinson Denklemi ...75

4.4.5. Vermes Denklemi ...76

4.4.6. Neumann Denklemi ...77

4.4.7. Zimmermann ve Wolf Denklemi ...78

4.5. Labirent Keçe Debi Korelasyonlarının Karşılaştırılması ...79

5. SAYISAL YÖNTEM (HAD ANALİZİ) ...82

6. LABİRENT KEÇE HAD MODELİ ...85

6.1. HAD Model Oluşturulması ...85

6.2. HAD Modeli Doğrulaması ...89

7. DÜZ DİŞ ANALİZLERİ ...95

7.1. Akış Alanı ...99

7.2. Açıklık ... 104

7.3. Basınç Oranı... 105

7.4. Diş Sayısı ... 106

7.5. Rotor Dönüş Hızı ... 109

8. MANTAR DİŞ ANALİZLERİ ... 111

8.1. Akış Alanı ... 115

8.2. Mantar Yarıçapı ... 122

8.3. Açıklık ve Mantar Yarıçapı ... 123

8.4. Basınç Oranı... 124

8.5. Diş Sayısı ... 125

8.6. Rotor Dönüş Hızı ... 127

9. YUVARLATILMIŞ DİŞ ANALİZLERİ ... 129

9.1. Akış Alanı ... 136

9.2. Oyuk Genişliği-Derinliği ... 144

9.3. Diş-Oyuk Eksenel Konumu ... 146

9.4. Açıklık ... 148

9.5. Basınç Oranı... 150

9.6. Diş Sayısı ... 151

9.7. Rotor Dönüş Hızı ... 152

10. SONUÇLAR VE KARŞILAŞTIRMALAR ... 154

10.1. Akış Alanı ... 156

10.2. Açıklık ... 160

10.3. Basınç Oranı... 164

10.4. Diş Sayısı ... 165

10.5. Rotor Dönüş Hızı ... 167

10.6. Genel Değerlendirmeler ... 170

KAYNAKLAR ... 173

ÇİZELGELER DİZİNİ

ÇİZELGE Sayfa

4.1. Kaçak debi korelasyonları karşılaştırması ...81

6.1. HAD model tanımlamaları ...87

7.1. Düz diş analiz matrisi ...97

8.1. Mantar diş analiz matrisi ... 114

9.1. Yuvarlatılmış diş analiz matrisi ... 135

9.2. Yuvarlatılmış diş için oyuk derinliği-genişliği için etkin açıklık değerleri ... 144

9.3. Yuvarlatılmış diş için açıklık için etkin açıklık ... 149

ŞEKİLLER DİZİNİ

ŞEKİL Sayfa

1.1. Turbomakinaların sınıflandırması ... 4 1.2. Enerji alışverişine göre pompa ve türbin genel şeması ... 5 1.3. Tipik bir gaz türbinli motorun şeması ... 6 1.4. Gaz türbinli motorların, pistonlu motorlar ile karşılaştırılması (Rolls Royce - The

Jet Engine) ...11 1.5. Brayton gaz türbini çevrimi termodinamiksel şeması (Çengel, 2006) ...12 1.6. İdeal Brayton çevrimi T-s ve P-v diyagramları (Çengel, 2006) ...12 1.7. İdeal Brayton çevrimi ısıl veriminin basınç oranına göre değişimi (k=1,4) (Çengel, 2006) ...14 1.8. Belirli bir Tmin ve Tmax için basınç oranının net işe etkisi (Çengel, 2006) ...15 1.9. Türbinden çıkan yüksek sıcaklık ve basınçtaki gazların bir lülede ivmelendirilmesi (Çengel, 2006) ...17 1.10. Tepkili bir motorun başlıca bölümleri ve ideal tepkili çevrimin T-s diyagramı

(Çengel, 2006) ...17 1.11. Havacılıkta kullanılan gaz türbinli motor çeşitleri ...19 1.12. Ramjet ve Scramjet ...20 1.13. Sızdırmazlık elemanlarından kaçan debinin neden olduğu güç kaybı (Ludwig,

1973) ...21 1.14. Sızdırmazlık elemanı uygulama örneği...22 1.15. Sızdırmazlık elemanlarının gaz türbinli uçak motorlarında genel olarak kullanım

yerleri ve görevleri (Chupp, 2006) ...23 1.16. Tipik bir gaz türbinindeki ikincil akış hatları (Rolls Royce - The Jet Engine) ...24 1.17. Kompresör çıkış keçesi (a) ve türbin ara kademe keçesi (b) ...24 1.18. Sızdırmazlık elemanlarının gaz türbini üzerinde tipik uygulama yerleri (Rolls

Royce - The Jet Engine) ...26 1.19. Örnek bir labirent keçe uygulaması ...27 1.20. Tipik bir fırça keçe şeması (Doğu, 2005) ve tel demeti fotoğrafı (Doğu vd.,

1.26. Uçağın iniş-kalkış çevrimi (Emission Inventory Guidebook, 2001) ve rotor-stator

bağıl hareketi ...34

1.27. Mantar ve yuvarlatılmış diş aşınmaları (Ghasripoor, 2004) ...36

1.28. Labirent diş aşınma formları ...37

1.29. Mantar diş aşınması oluşmuş labirent keçe örnekleri (Neef, 2006) ...38

1.30. Mantar diş aşınması ile birlikte açıklık artışı ...39

1.31. Düz diş ve yuvarlatılmış diş (Rhode, 2001) ...40

1.32. Yuvarlatılmış diş geometrileri ...40

1.33. Diş ucu aşınmalarının ve oyukların fotoğrafları (a) Zimmermann, 1994; b) Ghasripoor, 2004; c) Neef, 2006; d) Wilson, 2007; e) Hermann, 2013; f) Combined Cycle Journal Website, 2014; g) Pychynski, 2016; h) Bill, 1977; i) Zimmermann,1994; j) Chougule, 2006; k) Wilson, 2007; l) Delebarre, 2014) ...57

1.34. Diş ucu geometrileri ve oyuk şekilleri (Doğu, 2016e) ...58

3.1. Sıcak statik test sistemi ve soğuk dinamik test sistemi örnekleri (Doğu, 2016c) ...62

3.2. Sızdırmazlık elemanı test sistemi örnek şeması...63

4.1. Labirent keçe ve orifismetre geometrik karşılaştırması...64

4.2. Bir akım çizgisi boyunca bir akışkan parçacığına etki eden kuvvetler ...65

4.3. Kesit daralması yöntemi ile debi ölçümü şeması ve basınç dağılımı ...69

4.4. Labirent keçe kaçak debi korelasyonları için geometri şeması ve sembolleri ...71

4.5. Boğazdaki kısılma ...73

4.6. Taşınım katsayının gösterimi. (Egli, 1935) ...74

4.7. Taşınım katsayının grafiği, (Egli, 1935) ...75

4.8. Vermes denklemi için Cd grafiği. (Vermes, 1965). ...77

6.1. Labirent keçe örnek katı modeli ...87

6.2. HAD model ve sınır şartları ...87

6.3. Akış fonksiyonunun mesh sayısı ile değişimi ...90

6.4. HAD modelinin Flowmaster programı ve analitik korelasyonlarla karşılaştırılması ...92

6.5. HAD modelinin literatür tabanlı diğer HAD analizi ile karşılaştırılması ...93

6.6. HAD modelinin testler ile karşılaştırılması ...94

7.1. Düz diş şekilsel gösterimi ...96

7.2. Düz diş geometrik ölçüleri ...97

7.3. Düz diş labirent keçe için HAD model geometrisi ve sınır şartları...97

7.4. Düz diş labirent keçe analizlerinde kullanılan mesh yapısı ...98

7.5. Düz diş için Statik basınç dağılımı ... 101

7.6. Düz diş için hız dağılımı ... 101

7.7. Düz diş için hız vektörleri ... 101

7.8. Düz diş için kısılma bölgesindeki hız vektörleri... 102

7.9. Düz diş için akım fonksiyonu ... 102

7.10. Düz diş için diş üstü açıklığının ortasından geçen eksenel çizgi boyunca statik basınç değişimi (cr=0,508 mm için) ... 103

7.11. Düz diş için diş üstü açıklığının ortasından geçen eksenel çizgi boyunca Mach sayısı değişimi (cr=0,508 mm için) ... 103

7.12. Düz diş için birinci ve dördüncü dişin üzerindeki basınç yükünün, basınç oranı ve Mach sayısı ile değişimi (cr=0,508 mm için) ... 104

7.13. Düz diş için akış fonksiyonunun açıklık ile değişimi ... 105

7.14. Düz diş için akış fonksiyonunun basınç oranı ile değişimi ... 106

7.15. Düz diş için akış fonksiyonunun diş sayısı ile değişimi ... 108

7.16. Düz diş için kaçak debi azalma yüzdesinin diş sayısı artışı ile değişimi ... 108

7.17. Düz diş için akış fonksiyonunun Ta/Re oranı (rotor dönüş hızı) ile değişimi ... 110

8.1. Mantar diş şekilsel gösterimi ... 112

8.2. Mantar diş topolojisi ve geometrik ölçüleri ... 112

8.3. Aşınma ile mantar yarıçapı ve açıklık artışı ... 113

8.4. Mantar diş labirent keçe için HAD model geometrisi ve sınır şartları... 113

8.5. Mantar diş labirent keçe analizlerinde kullanılan mesh yapısı ... 114

8.6. Mantar diş için statik basınç dağılımı ... 117

8.7. Mantar diş için hız dağılımı ... 118

8.8. Mantar diş için hız vektörleri ... 119

8.9. Mantar diş için kısılma bölgesindeki hız dağılımı ... 119

8.10. Mantar diş için akım fonksiyonları ... 120

8.11. Mantar diş için diş üstü açıklığının ortasından geçen eksenel çizgi boyunca statik basınç değişimi (cr=0,508 mm için) ... 120

8.12. Mantar diş için diş üstü açıklığının ortasından geçen eksenel çizgi boyunca Mach sayısı değişimi (cr=0,508 mm için) ... 121 8.13. Mantar diş için birinci ve dördüncü dişin üzerindeki basınç yükünün, basınç oranı

8.18. Mantar diş için kaçak debi azalma yüzdesinin diş sayısı artışı ile değişimi ... 127

8.19. Mantar diş için akış fonksiyonunun rotor dönüş hızı ile değişimi ... 128

Şekil 9.1. Yuvarlatılmış diş şekilsel gösterimi ... 132

9.2. Yuvarlatılmış diş topolojisi ve geometrik ölçüleri ... 132

9.3. Yuvarlatılmış diş oyuk genişliği ve derinliği ölçüleri ... 133

9.4. Yuvarlatılmış dişte diş-oyuk eksenel konumlamaları... 133

9.5. Yuvarlatılmış diş açıklık konumlamaları ... 134

9.6.Yuvarlatımış diş labirent keçe için HAD model geometrisi ve sınır şartları ... 134

9.7. Yuvarlatılmış dişli labirent keçe için kullanılan mesh yapısı ... 135

9.8. Yuvarlatılmış diş için statik basınç dağılımı ... 138

9.9. Yuvarlatılmış diş için hız dağılımı ... 139

9.10. Yuvarlatılmış diş için hız vektörleri ... 140

9.11. Yuvarlatılmış diş için kısılma bölgesindeki hız dağılımı ... 141

9.12. Yuvarlatılmış diş için kısılma bölgesindeki hız vektörleri ... 141

9.13. Yuvarlatılmış diş için akım fonksiyonu ... 142

9.14. Yuvarlatılmış diş için diş üstü açıklığının ortasından geçen eksenel çizgi boyunca statik basınç değişimi (cr=0,254 mm için) ... 142

9.15. Yuvarlatılmış diş için diş üstü açıklığının ortasından geçen eksenel çizgi boyunca Mach sayısı değişimi (cr=0,254 mm için) ... 143

9.16. Yuvarlatılmış diş için birinci ve dördüncü dişin üzerindeki basınç yükünün, basınç oranı ve Mach sayısı ile değişimi (cr=0,254 mm için) ... 143

9.17. Yuvarlatılmış diş için akış fonksiyonunun oyuk genişliği-derinliği ile değişimi ... 145

9.18. Yuvarlatılmış diş için oyuk genişliği-derinliği ile hız dağılımının değişimi ... 146

9.19. Yuvarlatılmış diş için akış fonksiyonunun diş-oyuk eksenel konumlaması ile değişimi ... 147

9.20. Yuvarlatılmış diş için hız vektörlerinin diş-oyuk eksenel konumlaması ile değişimi ... 148

9.21. Yuvarlatılmış diş için akış fonksiyonunun açıklık ile değişimi ... 150

9.22. Yuvarlatılmış diş için akış fonksiyonunun basınç oranı ile değişimi... 151

9.23. Yuvarlatılmış diş için akış fonksiyonunun diş sayısı ile değişimi ... 152

9.24. Yuvarlatılmış diş için akış fonksiyonunun rotor dönüş hızı ile değişimi... 153

10.1. Karşılaştırma amaçlı düz diş, mantar diş ve yuvarlatılmış diş geometrileri ve şekilsel gösterimleri ... 154

10.2. Düz dişin, mantar dişin ve yuvarlatılmış dişin şekilsel gösterimi ... 155

10.3. Statik basınç dağılımı ... 157

10.4. Hız dağılımı ... 158

10.5. Hız vektörleri ... 159

10.6. Kısılma bölgesindeki hız vektörleri ve hız dağılımı ... 159

10.7. Diş üstü açıklığının ortasından geçen eksenel çizgi boyunca statik basınç değişimi ... 160

10.8. Akış fonksiyonunun açıklık ile değişimi ... 162

10.9. Orifisler için Cd’nin L/d oranı ile değişimi. (Idris, 2005) ... 162

10.10. Diş üstü hız profilleri ... 163

10.11. Akış fonksiyonunun basınç oranı ile değişimi ... 165

10.12. Akış fonksiyonunun diş sayısı ile değişimi ... 166

10.13. Akış fonksiyonunun rotor dönüş hızı ile değişimi ... 168

10.14. Hız profilinin rotor dönüş hızı ile değişimi ... 169

10.15. Mantar ve yuvarlatılmış diş sonuçlarının, düz diş sonuçları ile karşılaştırılması ... 172

SİMGELER DİZİNİ

A : Açıklık alanı, [_(Rs² _Rr²₎] a : Oyuk genişliği, [mm]

b : Oyuk derinliği, [mm]

cd : Debi katsayısı cp : Özgül ısı cr : Açıklık

cr* : Aşınma etkisi dâhil edilerek açıklık h : Diş yüksekliği

k : Özgül ısılar oranı m : Kaçak debi Ma : Mach sayısı n : Rotor dönüş hızı nt : Diş sayısı P : Statik basınç Pg : Oyuk pozisyonu R : Mantar yarıçapı

Re : Açıklıktaki Reynolds sayısı, [m2c_r/(A)] Rp : Basınç oranı, P1/P2

Rb : Diş altı yarıçapı Rr : Rotor yarıçapı Rs : Stator yarıçapı s : Hatve

Ta : Taylor sayısı [(v_t2c_r/) c_r/R_r] vt : Teğetsel hız

w : Diş ucu kalınlığı wb : Diş altı kalınlığı μ : Dinamik viskozite ρ : Akışkan yoğunluğu λ : Isık iletkenlik katsayısı

Φ : Akış fonksiyonu [(m T₁)/(P₁A)] İndisler

1 : Giriş 2 : Çıkış

1. GİRİŞ

Turbomakinalar, özellikle havacılık, savunma, uzay ve güç üretimi sahalarında kullanılan, ileri teknoloji gerektiren ve stratejik öneme sahip makinalardır.

Turbomakina uygulamalarına yaygın örnek olarak, güç üretiminde kullanılan gaz ve buhar türbinleri, ticari ve savunma sanayisinde kullanılan uçak, helikopter ve roket motorları verilebilir. Ayrıca turbomakinalar güç üretiminin gerçekleştiği termik santrallerde, doğalgaz çevrim santrallerinde, hava, deniz ve kara araçları tahrikinde kullanılmaktadır. Aşağıda günümüzde yaygın kullanılan gaz türbinli motor uygulama alanları sıralanmıştır.

 Güç Üretimi (Termik, Nükleer, Doğalgaz Çevrim Santrali)

 Ticari ve Savunma Sanayi Uçak Motoru (Turbojet, Turbofan, Turboprop)

 Helikopter Motoru (Turboşaft)

 Tank Motoru

 Gemi ve Denizaltı Motoru

 Roket Motorları

Günümüzde bu motorlar dünyanın gelişimine yön veren ülkelerdeki seçkin firmalar tarafından üretilmektedir. Ülkelerin tam bağımsızlığı ve daha güçlü ve istikrarlı ekonomiye sahip olmaları; güç üretiminden savunma sanayisine kadar geniş bir yelpazede kullanılan bu kritik ve stratejik motor teknolojisine sahip olmalarına bağlıdır. Artan piyasa rekabeti ile özellikle daha yüksek verim ve performans yanında uzun ömür ve düşük bakım giderlerine yönelik olarak, gaz türbinli motorların geliştirilmesi amacıyla yapılan Ar-Ge çalışmaları giderek artış göstermektedir. Bu Ar- Ge çalışmalarından bazıları, türbin ve kompresör verimini arttırmak, yanma odası tasarımını iyileştirmek, türbin giriş sıcaklığını yükseltebilmek için türbin kanatlarının geometrisi, soğutma sistemi ve malzemesi üzerine yapılan çalışmalar olarak sıralanabilir. Temel motor bileşenleri üzerine olan bu başlıca çalışmalar haricinde;

motor verimini, gücünü, performansını ve ömrünü önemli ölçüde etkileyen ve motorda birçok yerde kullanılan sızdırmazlık elemanlarına (S.E.) (keçelere) yönelik tasarım ve geliştirme çalışmaları da yine giderek artan önemle devam etmektedir. Gaz türbinli

motorlardaki bu sızdırmazlık elemanları, içten yanmalı motorlardaki piston segmanlarına benzer şekilde önemli bir görevi üstlenmektedir.

Bu tez çalışmasının konusu; gaz türbinli motorlarda sızdırmazlık elemanı olarak yaygın kullanılan labirent keçe tipi sızdırmazlık elemanlarının, çalışma şartlarına bağlı olarak oluşan aşınmasının kaçak debi performansı üzerindeki etkilerinin aşınma geometrisine ve çalışma şartlarına bağlı olarak HAD analizleri ile incelenmesidir.

Gaz türbinli motorlar, dönen makinalar olup bünyelerinde dönen bir rotor ve sabit bir stator bulundurur. Türbin boyunca rotor ve stator arasında dönüş hareketine izin verilmesi için bir miktar açıklık bulunması gerekmektedir. Gaz türbinli motorda, kompresör kısmında sıkıştırılan hava, ana akış hattı üzerinden yanma odasına ve türbin kısmına gider. Ayrıca, sıkıştırılan havanın bir kısmı değişik amaçlar için (soğutma, ters akışı engelleme, yatak yağ sızıntısını engelleme ve eksenel dengeleme, vb.) ikincil hava akış hattına yönlendirilir. Bu ana ve ikincil hava akış hatlarında rotor ve stator arasındaki açıklıklardan kaçan havanın önlenmesi ve/veya kaçak debi kontrolünün sağlanması için çeşitli sızdırmazlık elemanları kullanılır. Bu sızdırmazlık elemanları ile gaz türbinli motorlardaki sabit ve dönen parçalar arasındaki açıklık istenilen seviyede tutularak kaçak debi kontrolü sağlanır. Bu debi kontrolü sayesinde;

kompresörde güç harcanarak sıkıştırılan havanın güç çevrimine katılmadan kontrolsüz bir şekilde egzozdan atılması ile oluşacak güç kayıpları önlenir. Bu sayede motor performansına ve güvenliğine katkı sağlanır. Gaz türbinli motorlardaki sızdırmazlık elemanları temel olarak içten yanmalı motorlardaki piston segmanlarına benzetilebilir.

Ayrıca, bu performans etkisi kadar önemli olan bir başka konu ise, kaçak debinin kontrollünün sağlanarak gerekli bölgelerde istenen soğutma ve yağlamanın gerçekleşmesidir. Böylece ilgili motor bileşenlerinin fonksiyonelliği ve güvenli çalışması sağlanır.

İyi tasarlanmayan bir sızdırmazlık elemanı, üzerinde bulunduğu motorun verimini

bunun yanında yangın, parçalanma vb. gibi durumlara yol açacağından güvenirliliği de azaltır.

Sızdırmazlık elemanlarının gaz türbinli uçak motorlarında genel olarak kullanıldığı dört uygulama bölgesi aşağıda listelenmiştir:

 Kompresör bölgesi

 Eksenel dengeleme bölgesi

 Türbin bölgesi

 Yataklama bölgesi

İlgili bölgelerde kullanılan sızdırmazlık elemanları; disk boşluklarına sıcak hava girişinin engellenmesi, eksenel dengeleme, türbin soğutma havası debisinin kontrolü ve yatak bölgelerinde yağ sızıntısının önlenmesi gibi önemli görevleri yerine getirir.

Bu sayede; sızdırmazlık elemanları motor için hayati önem taşıyan ömür, performans, yakıt tüketimi ve güvenirlik fonksiyonlarına önemli katkıda bulunur. Türbin disk boşluklarına sıcak hava girişinin önlenmesi ile hem türbin diskinin ısınması engellenmekte ve hem de ters akış önlenerek ısıl verim artırılmaktadır. Yatak bölgesinde kullanılan sızdırmazlık elemanları ile yağın yatak bölgesinden ana hava akışına sızması engellenmekte ve emisyon azaltılmaktadır. Ayrıca; yatak bölgesindeki bir sızıntı, motorda yangın çıkmasına ve motor arızasına neden olabilmektedir.

Motor performansını artıcı etkisinden ve güvenlik nedenlerinden dolayı, günümüz teknolojisinde özellikle ileri seviye sızdırmazlık elemanları üzerine çalışmalar giderek artmaktadır. Günümüzün pazar ihtiyaçları; uçak motorlarında yüksek güç, yüksek verim, uzun ömür ve uzun operasyon süresi talep etmektedir. Güç üretiminde kullanılan buhar ve gaz türbinlerinde ise; yine benzer şekilde yüksek güç, yüksek verim, uzun ömür istenmektedir. Bu nedenle gaz türbinli motorların gelişimi açısından, sızdırmazlık elemanlarının istenilen sızdırmazlık performansını sağlaması yanı sıra güvenilir uzun ömrü sağlaması büyük önem taşımaktadır.

Gaz türbinli motor tasarımında büyük öneme sahip olan sızdırmazlık elemanlarının tasarım ve üretimi henüz ülkemizde yapılamamaktadır. Global ölçekteki firmalar tarafından uzun yıllardır çalışılan türbin sızdırmazlık teknolojileri ticari sır olarak saklanmakta ve paylaşılmamaktadır. Bu teknolojinin ülkemize kazandırılması,

ülkemizin dış bağımlığını azaltması yanında güç kazanmasına ve bağımsızlığına katkı sağlayacaktır.

Bu tezin kapsamını, labirent tipi sızdırmazlık elemanlarının tasarımı ve analizi yanında ömrü belirleyici olan aşınma etkilerinin incelenmesi oluşturmaktadır. Bu bağlamda tez konusu olan sızdırmazlık elemanlarını tanıtmadan önce turbomakinaların tanıtılması ve sınıflandırılması genel olarak aşağıda yapılmıştır.

1.1. Turbomakinalar

Turbomakinalar, bir veya daha fazla kanat sırasından ya da bir çarktan sürekli akan bir akışkan ile iş üreten ya da akışkana enerji kazandıran enerji dönüşüm makinalarıdır.

Turbomakinaların amacı, akışkan ile rotor arasında enerji geçişi yapmaktır. Akım makinalarının bir alt kolu olan turbomakinalar amaçlarına göre ikiye ayrılır. Bunlar;

enerji tüketenler (pompalar, fanlar, kompresörler) ve enerji üretenler (türbinler) şeklindedir. Aşağıda Şekil 1.1’de turbomakinaların amaçlarına göre sınıflandırması gösterilmiştir.

Enerji tüketen turbomakinaların amacı, dışardan verilen enerji ile akışkanın enerjisi seviyesini yükseltmektir. Enerji üreten turbomakinalar grubundaki türbinler ise, akışkanın enerjisini dönen bir çark yardımı ile mekanik enerjiye dönüştüren makinalardır. Türbinler iş akışkanının cinsine göre gaz türbini, buhar türbini, su türbini, rüzgâr türbini isimlerini alır. Aşağıda Şekil 1.2’de pompanın ve türbinin enerji dengesi açısından genel şematik gösterimi bulunmaktadır. Pompaya dışardan verilen enerji sayesinde pompa çıkışandaki akışkanın enerjisi artmaktadır. Türbinde ise girişteki akışkanın enerjisi dışarıya alındığından akışkanın enerjisi azalmaktadır. Tezin konusu olan gaz türbinli motorlar hakkında ise aşağıdaki bölümde bilgi verilmiştir.

Şekil 1.2. Enerji alışverişine göre pompa ve türbin genel şeması

1.2. Gaz Türbinli Motorlar

Gaz Türbinli motorlar, gaz türbinli motorların temel bileşenleri, Brayton çevrimi ve gaz türbinli motor çeşitleri olmak üzere üç alt başlıkta incelenecektir.

1.2.1. Gaz Türbinli Motorun Temel Bileşenleri

Gaz türbinli motorlar, yanma ile açığa çıkan ısı enerjisini mekanik enerjiye çeviren bir motordur. Uçak motorlarına yönelik kullanılan turbojet tipinde gaz türbinli bir motor, aşağıda Şekil 1.3’de gösterildiği gibi beş temel kısımdan oluşmaktadır:



 Kompresör

 Yanma Odası

 Türbin

 Egzoz lülesi

Şekil 1.3. Tipik bir gaz türbinli motorun şeması

Hava alığından (girişinden) içeri alınan hava, kompresörde sıkıştırılarak basıncı arttırılır.

Ardından, yanma odasında, yakıt püskürtülerek sabit basınçta yakılır ve sıcaklık yükseltilir. Yanma sonucu yüksek sıcaklık ve basınca sahip gazlar, türbin kanatları arasından genişleyerek akarken enerjisini türbin milinin dönmesi şeklinde kompresör ve diğer ekipmanlara yetecek kadar mekanik enerjiye dönüştürür. Arta kalan basınçlı hava egzoz lülesinde hızlandırılarak dışarı atılır ve itki sağlanır.

girişine ulaştırılmasını sağlamaktadır. İkinci fonksiyonu ve tüm uçuş şartlarında mümkün olan en az türbülans ve basınç değişimine sahip olacak şekilde bu havanın temin edilmesidir.

Hava alığı değişik tiplerde ve konumlarda olabilir. Hava alığı tek-çift girişli ve değişebilir-sabit geometrili olabilir. Turboprop ve turboşaft motorlarda hava alığı üzerinde ayırıcı (separator) adı verilen havanın içerisinde bulunan toz, kir ve parçalardan arındıran parça bulunur. Hava alığının son kısmında motorun fan veya kompresörüyle birleştiği noktada havanın giriş şartlarının, giriş alanını kontrol eden ve/veya bu bölgede buzlanmaya karşı ısıtmayı sağlayan sabit veya hareketli giriş kanatçıkları (IGV) bulunabilir.

1.2.1.2. Kompresör

Hava ve yakıt karışımının yanmasıyla oluşan enerji, karışımdaki havanın kütlesi ve basıncı ile orantılıdır. Verimin arttırılması için yanmaya gönderilen havanın basıncının arttırılması gereklidir. Kompresör, gaz türbinli motorlarda gerekli havayı basınçlandırmayı sağlayan elemandır. Gaz türbinli motorlarda santrifüj ve eksenel olmak üzere iki çeşit kompresör çeşidi kullanılmaktadır.

Santrifüj kompresörler, daha az sayıda parçadan oluşan, daha az uzunluk ancak geniş çap gerektiren elemanlardır. Bu nedenle tasarımları ve üretimleri daha kolaydır ve daha dayanıklıdır. Ancak sıkıştırma kabiliyetleri ve verimleri eksenel kompresörlere göre daha azdır.

Eksenel kompresörler, hava motor eksenine paralel yönde, döner diskler (rotor) üzerinde kanatlar ile sabit stator arasında akmaktadır. Eksenel kompresör birden çok kademeden oluşabilir. Rotor havaya hız kazandırır, stator ise havaya yön vererek statik basıncını arttırır.

Eksenel kompresörler, tek ya da iki kompresörden oluşabilir. İki kompresörlü sistem, daha geniş bir çalışma alanı ve daha yüksek basınç oranlarına ulaşabilmeyi sağlar. İki kompresörlü sistem ise bir tane düşük basınç kompresöründen (LPC) ve bir tane yüksek

basınç kompresöründen (HPC) oluşmaktadır. Bu sistem turbofan motorlarda yaygın kullanılmaktadır. Düşük basınç kompresöründen geçen havanın belli bir yüzdesi yüksek basınç kompresöründen geçer. Havanın geri kalanı iş çevrimine katılmadan doğrudan itkiye katkı sağlayan by-pass hattına aktarılır.

Kompresördeki hava akışının bozulması ve havanın düzensiz bir şekilde kompresörde ilerlemesi veya havanın ilerleyemeyip geriye dönmesi gibi ciddi sorunlara yol açan olaya “stall” denilmektedir. Stall durumunun önlenmesi, kompresör tasarımı sırasında önemli bir yere sahiptir. Stall’un gerçekleşme sebepleri ise bileşenlerdeki meydana gelebilecek hasarlar ve motorun kullanım şekilleridir. Eksenel kompresörlerdeki rotor kanatlarının veya statorun hasar görmesi oluşabilecek hasarlara örnek olarak gösterilebilir. Bıçağa gelen hücum açısı artarsa pozitif stall, azalırsa negatif stall adı verilir. Motorun durmasına sebebiyet veren başka bir etken ise motorun ani olarak hızlanması ve yavaşlamasıdır. Motor ani olarak hızlandığında yanma odasına büyük miktarda yakıt alınacağı için basınçta büyük bir artış olacak ve HP kompresördeki havanın basıncını yenerek geriye itecektir ve stall oluşacaktır. Motorun durmasını önlemek için en etkili yöntem, açısı değişebilen değişken sabit kanatlar kullanmaktır.

Değişen açılarla stall'a giren havayı kurtarabilir. İkincisi, fazlalık havanın atılmasıdır.

Üçüncü yöntem ise 2 veya 3 kademeli kompresörler kullanılmasıdır. Kompresörde oluşan stall, motoru iflas ettirecek düzeye geldiğinde yani birçok kademeye yayıldığında, bu olaya kompresör “surge” denilmektedir.

1.2.1.3. Yanma Odası

Yanma odasına yüksek basınç ve sıcaklıkta gelen havanın içine yakıt püskürtülür ve ateşleme ile yanma sağlanır. Hava içerisine püskürtülen yakıt başlangıçta bir defaya mahsus olmak üzere ateşlenir ve daha sonra sürekli bir yanma elde edilir. Böylece sabit

Yanma odasında havanın hızı, ideal bir yanma gerçekleştirmek için 25 m/s civarında olmalıdır. Fakat kompresörden çıkan havanın hızı yaklaşık 150 m/s’dir. Bu sebeple kompresör çıkışına bir difüzor yerleştirilmiştir. Bu difüzör havanın hızını 25 m/s’ye kadar düşürmektedir. Bu hızda yetmediği için yanma odasının girişine girdap üreticiler (swirl vane) yerleştirilmiştir. Bu sayede hava ile yakıt, burgu şeklinde karıştırılarak çok daha verimli bir yanma elde edilir.

Ayrıca yanma odasının yüksek sıcaklıklardan korumak için yanma odasının dış kısmından ikincil bir hava akışı geçirilir. Bu ikincil hava akışı kompresörden gelen havanın %70-80'ine karşılık gelmektedir. Yanma odası birincil bölge ve ikincil bölge olmak üzere iki kısımda incelenir. Birincil bölgede yanma olayı gerçekleşir ve o bölgede biter. Devamında ikincil bölgede ise yanma odasının dış kısmından gelen hava ile yanan hava karışıp türbine gönderilir. Yanma odasında havanın sıcaklığı 1800-2000^oC’a kadar yükselebilir.

1.2.1.4. Türbin

Yüksek sıcaklık ve basınçtaki yanmış gazlar, türbin kanatlarına yönlendirilir. Türbin kısmında ise kanatların dizilimi kompresörde olduğu gibi rotor ve statora bağlı kademeler şeklindedir. Ancak kompresörün aksine kanatlar arasındaki akış alanı eksenel yönde genişlemektedir. Kompresördeki sıkıştırma yanında yanma odasındaki sıcaklık artışı ile genişleme yönünde hız kazanan yanmış gazlar, türbin kanatlarına etkiyerek genişler ve kinetik enerjilerini kanatlara bağlı rotorun dönmesi şeklinde mekanik enerjiye dönüştürürler.

Gaz türbinli motorlarda verim, türbin giriş sıcaklığının yüksekliğine bağlı olarak, termodinamik açıdan artmaktadır. Bu sebeple türbinde en kritik bölge ilk stator ve ilk rotor kanatlarıdır. Bu bölge, yanma odasından hemen sonra geldiği için sıcaklık seviyesi oldukça yüksektir ve soğutulması gerekmektedir. Kompresörden alınan havanın bir kısmı ikincil hava sistemi aracılığıyla bu bölgedeki stator ve rotor kanadını soğutmak için kullanılır. Bu soğutma sisteminin yanında kullanılan malzemelerin yüksek sıcaklığa dayanıklılığı da arttırılarak verim arttırılmaya çalışılmaktadır. Günümüzde, yüksek

alaşımlı metalden yapılan türbin kanatları 1400 K’lere, seramikten yapılanlar ise 1600 K’lere kadar ki sıcaklıklara dayanabilmektedir. Ancak seramik malzeme yüksek rotor dönüş hızından kaynaklı gerilmelere dayanıklı değildir. Bu yüzden küçük türbinlerde kullanılmaktadır.

Türbinler etki (impulse) türbini, reaksiyon türbini ve bu ikisinin karışımı olmak üzere üç tipe ayrılır. Etki tip türbinlerde rotor giriş ve çıkışında hava basıncında net bir değişim yoktur. Türbin statik kanatçıkları (NGV), çıkan gazların basıncını düşürerek hızlarını arttıracak şekilde yerleştirilmiştir. Reaksiyon türbinlerinde ise, gazların basıncı düşürülerek hızlarının arttırılması yakınsak geometriye sahip rotor kanatlarında gerçekleştirilmektedir. Türbin statik kanatçıkları daha çok akışın yönlendirilmesi ile görevlidir.

1.2.1.5. Egzoz Lülesi

Egzoz lülesi, gaz türbinli motorun en arkasında yer alan çıkış kısmıdır. Yanmış gazların dışarıya yönlendirilerek motoru terk etmeden önce daha fazla hızlandırılması ile görevlidir. Türbinden gelen yanmamış gazların art yakıcı da yakıt püskürtülerek tekrar yanmasıyla itki artışı da bu bölümde gerçekleşir.

1.2.2. Brayton Çevrimi

Gaz türbinli motorların çalışma prensibi, pistonlu motorlara benzetilebilir. Aşağıda Şekil 1.4’te gaz türbinli motorlar ile pistonlu motorlar karşılaştırmalı olarak gösterilmiştir. İki motor arasında temel fark; gaz türbinli motorlarda sürekli akış ve yanma gerçekleşirken,

Şekil 1.4. Gaz türbinli motorların, pistonlu motorlar ile karşılaştırılması (Rolls Royce - The Jet Engine)

Brayton çevrimi gaz türbinlerinde ideal çevrimdir. Brayton çevrimi, ilk olarak 1870’li yıllarda Brayton’ın kendi geliştirdiği yağ yakan pistonlu motor için önerdiği çevrimdir.

Bugünlerde; Brayton çevrimi, sıkıştırma ve genişleme işlemlerinin kompresör ve türbinlerde gerçekleştiği gaz türbinlerinde kullanılmaktadır. Yukarıda Şekil 1.3’de kesit şeması verilen açık çevrimli gaz türbinlerinin termodinamiksel şeması aşağıda Şekil 1.5’te gösterilmiştir. Şekilde gösterilen Brayton çevrimi, aşağıda sıralanan dört hal değişiminden oluşur:

1-2: Kompresörde izentropik sıkıştırma

2-3: Yanma odasında sabit basınçta yanma ile ısı girişi 3-4: Türbinde izentropik genişleme

4-1: Ortama sabit basınçta ısı çıkışı

Yukarıda da belirtildiği gibi, çevre şartlarındaki taze hava kompresör tarafından emilerek izentropik olarak sıkıştırılır ve sıcaklık ve basıncı yükseltilir. Yüksek basınçlı

havaya yanma odasında yakıt püskürtülerek yakılır ve sabit basınçta yanma odasına ısı girişi ile sıcaklık artar. Yanma sonucu oluşan yüksek sıcaklıktaki gazlar türbinde çevre basıncına izentropik genişlerken güç üretir. Türbinden çıkan egzoz gazları tekrar çevrime sokulmaz ve atmosfere atılır. Böylece çevrim açık çevrim olarak gerçekleşmiş olur. Bu şekilde çalışan ideal Brayton çevriminin T-s ve P-v diyagramları Şekil 1.6’da görülmektedir. Çevrimdeki dört hal değişimi de sürekli akışlı sürekli açık olarak gerçekleşir.

Şekil 1.5. Brayton gaz türbini çevrimi termodinamiksel şeması (Çengel, 2006)

İdeal Brayton çevriminin ideal gaz kabulüyle termodinamik çevrim analizi tüm hal değişimleri için aşağıdaki şekilde yapılır.

1-2: Kompresörde izentropik sıkıştırma:

1

2 h

h

w_g   (1.1)

2-3: Yanma odasında sabit basınçta yanma ile ısı girişi:

2

3 h

h

q_g   (1.2)

3-4: Türbinde izentropik genişleme:

4

3 h

h

w_ç   (1.3)

4-1: Ortama sabit basınçta ısı çıkışı:

1

4 h

h

q_ç   (1.4)

Sürekli akışlı bir sistemde birim kütle için enerjinin korunumu denklemi (kinetik ve potansiyel enerji değişimleri göz ardı edildiğinde) aşağıdaki gibi yazılabilir:

) (

) (

)

(q_g q_ç  w_g w_ç  h_g h_ç (1.5)

Buna göre iş akışkanına ve iş akışkanından olan ısı geçişleri (ideal gaz kabulüyle)

) ( _{3 2}

2

3 h c T T

h

q_g    _p  (1.6)

) ( _{4 1}

1

4 h c T T

h

q_ç    _p  (1.7)

olur. Böylece, ideal Brayton çevriminin ısıl verimi (soğuk hava standardı kabulleri altında) aşağıdaki gibi ifade edilir:

) 1 / (

) 1 / 1 (

) (

) 1 (

1

2 3 2

1 4 1 2

3 1 4

, 

 

 

 







 T T T

T T T T

T c

T T c q

q q

w

p p ç

g ç

net Brayton

th (1.8)

1-2 ve 3-4 hal değişimleri izentropik olup, P ₂ P₃ ve P ₄ P₁’dir. Böylece,

4 3 / ) 1 (

4 2 /

) 1 (

1 2 1 2

T T P

P P

P T

T ^{k k k k}

 



 







 









(1.9)

olur. Bu denklemler ısıl verim bağıntısında yerlerine yazılır ve sadeleştirmeler yapılırsa,

k k

p Brayton

th

r

/ ) 1 (

1 1

,

 



elde edilir. Burada;

1 2

P

r_p  P basınç oranı,

v p

c

k  c özgül ısılar oranıdır.

Isıl verim denkleminden, ideal Brayton çevriminin ısıl veriminin, gaz türbininin basınç oranına ve iş akışkanının özgül ısılar oranına bağlı olduğu görülmektedir. Her iki oranın artışı, ideal Brayton çevriminin ısıl verimini arttıracaktır. Bu durum, gerçek gaz türbinlerinde de geçerlidir. Şekil 1.7’de, havanın oda sıcaklığındaki özgül ısı oranı (k=1,4) için ısıl verimin basınç oranına göre değişimi gösterilmiştir. Artan basınç oranı ile ısıl verim eksponansiyel olarak artmaktadır. (Çengel, 2006)

Çevrimdeki en yüksek sıcaklık, yanma sonucunda 3 noktasında oluşmaktadır. Bu sıcaklık türbin kanat malzemesinin dayanabileceği en yüksek sıcaklık ve kanat soğutma sisteminin etkinliği ile sınırlıdır. Bu sınırlama aynı zamanda çevrimin basınç oranını da kısıtlamaktadır. Belirli bir türbin giriş sıcaklığı (T3) için çevrimin net işi, Şekil 1.8’de görüldüğü gibi basınç oranı arttıkça belli bir noktaya kadar artar. Bu noktadan sonra net iş yeniden azalmaya başlar. Bu yüzden basınç oranı ile net iş arasında bir dengenin sağlanması gerekmektedir. Gaz türbinlerinin basınç oranı genelde 11-16 aralığında değişmektedir. (Çengel, 2006)

Şekil 1.8. Belirli bir Tmin ve Tmax için basınç oranının net işe etkisi (Çengel, 2006)

Gaz türbinlerinde hava, yakıtın yanması için gerekli oksitleyiciyi sağlamanın yanında çeşitli elemanların soğutulmasında kullanılır. Bu soğutma işleminin yerine getirilebilmesi için gaz türbinlerinde tam yanma için gerekenden %50 veya daha fazla hava kullanılır. Ayrıca yanma odasında yakıtın ilave edilmesiyle beraber, türbindeki akışkan debisi kompresördeki akışkan debisinden büyük olacaktır. Böylece, akışkan debisi sabit alınarak yapılan hesaplamaların sonucu, olması gerekenden bir miktar daha düşük çıkacaktır.

Gaz türbinleri, 1930’larda ilk tasarlandıklarından bu yana günümüze kadar sürekli bir gelişme göstermiştir. 1950’lere kadarki ilk gaz türbinleri, düşük kompresör ve türbin verimleriyle beraber o dönemdeki kullanılan malzemelerin yüksek sıcaklığa dayanamamaları nedeniyle yaklaşık %17’lik bir verime sahiptiler. Teknolojinin ilerlemesiyle birlikte türbin ve kompresörleri en az kayıp oluşturacak şekilde tasarlanabilmesi, gaz türbinlerinin verimlerini önemli düzeyde arttırmıştır ve günümüzde %40 verim değerlerine ulaşılmıştır (Çengel, 2006).

Gaz türbinlerinin verimi arttırmaya yönelik en önemli çalışma türbin giriş sıcaklığının yükseltilmesi üzerinedir. Türbin giriş sıcaklığı 1940’lardaki 540°C değerinden günümüzde 1425°C değerlerine kadar sürekli artmıştır. Bu artışlar yüksek sıcaklığa dayanıklı kanat malzemelerin geliştirilmesi yanında, türbin kanatlarının seramik kaplamalar ile kaplanması ve kompresörden alınan havayla kanatların soğutulması gibi tekniklerin geliştirilmesiyle gerçekleşmiştir (Çengel, 2006).

Gaz türbinleri, hafif ve küçük ve güç/ağırlık oranları yüksek olduğundan, uçaklarda kullanılmaktadır. Uçaklarda kullanılan gaz türbinleri, tepkili çevrim adıyla bilinen açık çevrime göre çalışır. İdeal tepkili çevrim, basit ideal Brayton çevrimine benzer bir çevrimdir. Ancak tepkili çevrimde gazlar, türbinde çevre basıncına kadar genişletilmezler. Bunun yerine türbindeki genişleme, sadece kompresörü ve diğer yardımcı donanımlara yetecek gücü sağlayacak basınca kadar yapılır. Tepkili çevrimin net işi sıfırdır. Şekil 1.9’da görüldüğü gibi türbinden çıkan yüksek basınçlı gazlar bir lülede genişleyerek hız kazanır ve uçağı itecek tepkiyi sağlar. Uçağın hareketi;

akışkanın, uçağın gidiş yönüne ters yönde ivmelendirilmesiyle sağlanır. Bu işlem, büyük bir akışkan kütlesinin yavaş bir şekilde ivmelendirilmesiyle (pervaneli motor) veya az bir akışkan kütlesine büyük bir ivme kazandırılmasıyla (turbojet motor) olabildiği gibi, her iki yöntemin birlikte uygulanmasıyla (turboprop motor) da olabilir.

Şekil 1.9. Türbinden çıkan yüksek sıcaklık ve basınçtaki gazların bir lülede ivmelendirilmesi (Çengel, 2006)

Tepkili bir gaz türbininin genel şeması ve ideal tepkili çevrimin T-s diyagramı Şekil 1.10’de görülmektedir. Hava yayıcıda yavaşlarken basıncı biraz artar. Daha sonra bir kompresörde sıkıştırılan hava, yanma odasında bir yakıtla karıştırılır ve sabit basınçta yakılır. Yüksek basınç ve yüksek sıcaklıktaki yanma gazları bir türbinde, kompresörü ve diğer donanımları çalıştırmaya yetecek gücü sağlayacak bir basınca kadar genişletilir. Son olarak yanmış gazlar bir lülede atmosfer basıncına kadar genişletilerek motoru yüksek bir hızla terk eder.

Şekil 1.10. Tepkili bir motorun başlıca bölümleri ve ideal tepkili çevrimin T-s diyagramı (Çengel, 2006)

1.2.3. Gaz Türbinli Motor Çeşitleri

Havacılıkta kullanılan gaz türbinli motor çeşitleri Şekil 1.11’de gösterilmiştir ve aşağıda listelenmiştir.

 Turbojet

 Turbofan

 Turboprop

 Turboşaft

Turbojet motoru gaz türbinli motorların en klasik halidir. Kompresöre giren hava sıkıştırılarak basıncı arttırılır ve yanma odasına gönderilir. Yanma odasında sıcaklığı yükseltilen hava, genişleme işlemi için türbine gönderilir. Burada kompresörün ve diğer ekipmanların gücünü karşılayacak kadar genişletilen hava, egzoz lülesine gönderilir ve yüksek hızda atılır. F-4 gibi eski savaş uçaklarında kullanılan turbojet motorunda, itki sadece egzoz lülesinden atılan hava sayesinde sağlanır.

Turbofan motoru, turbojet motoruna kompresörün önüne fazladan bir fan yerleştirilmesiyle elde edilir. Türbinde hava; fan, kompresör ve diğer ekipmanlara yetecek gücü sağlayacak kadar genişletilir. İtki, egzoz lülesinden atılan çevrime katılan yüksek hızlı havadan ve fanın dönmesiyle çevrime katılmayan havanın hareketinden sağlanır. Günümüzde Airbus A-380 gibi ticari yolcu uçaklarında ve F-16 gibi savaş uçaklarında bu tubofan motoru kullanılmaktadır. Düşük by-pass’lı turbofanlar askeri uygulamalarda, yüksek by-pass’lı motorlar sivil uygulamalarda kullanılmaktadır.

Yüksek by-pass’lı motorlarda havanın 1/6’sı kompresörden geçerek iş çevrimine katılır.

Geri kalan kısmı fan tarafından geçirilir ve daha verimli bir itki sağlanır. Uçuş hızının 500-1000 km/h değerlerinde verimleri yüksektir. By-pass hattında hava hızı Mach 1,5’e ulaşabilir. Mach sayısı 1,6’ya kadarki değerlerinde turbojet motorlara göre daha

Türbinde hava; pervane, kompresör ve diğer ekipmanlara yetecek gücü sağlayacak kadar genişletilir. Örnek olarak askeri-sivil kargo uçaklarında (Koca Yusuf (A-400M)) kullanılır. Uçuş hızı, 725 km/h değerinin altında verimlidir.

Turboşaft motorunda ise türbinden elde edilen net güç bir şafta aktarılır ve şaftın döndürdüğü pervaneler, tekerler, çarklar sayesinde itki sağlanır. Turboşaft motoru, helikopter, tank, gemi ve hovercraft gibi araçlarda itkiyi sağlamak için kullanılır.

Şekil 1.11. Havacılıkta kullanılan gaz türbinli motor çeşitleri

Havacılıkta kullanılan bu dört motor haricinde havacılık yanında özellikle roket ve füze motoru olarak kullanılmaya başlanan ramjet ve scramjet motorları da bulunmaktadır (Şekil 1.11, Şekil 1.12). Ramjet, içerisinde kompresör veya türbin bulunmayan yakınsak-ıraksak biçimli bir kanal olup, yüksek hızlı uçaklarda ve füzelerde kullanılır.

Motordaki basınç artışı ram etkisi ile sağlanır. Ram etkisi motora çok yüksek hızlarda giren havanın bir engele çarpması ve yavaşlamasıdır. Ramjet motorda hava bir miktar

yavaşladıktan sonra, içine yakıt püskürtülerek yakılır ve oluşan egzoz gazları bir lülede genişletilerek ivmelendir. Minimum 1 Mach hızda çalışmaya başlar ve 5 Mach hızlara kadar çıkabilir. Scramjet ise aslında havanın içinden süpersonik hızda aktığı bir ramjet motorudur. Minimum 5 Mach hızında çalışmaya başlar ve 12 Mach hızlara kadar çıkabilir.

Şekil 1.12. Ramjet ve Scramjet

Gaz türbinli motorlarda; güç çevrimini yerine getiren birincil hava akışı yanında, türbinin, rulmanların ve çeşitli ekipmanların soğutulması, yatak yüklerinin kontrol edilmesi ve yağ kaçaklarının engellenmesi gibi görevleri yerine getiren ikincil hava akışı da bulunmaktadır. Özellikle ikincil hava akışı sistemi üzerindeki sabit ve dönen parçaları arasında sızdırmazlık elemanları kullanılır. Bu tez çalışmasının konusu olan gaz türbinli motorlarda kullanılan sızdırmazlık elemanları detaylı bir şekilde aşağıdaki bölümde incelenmiştir.

1.3. Sızdırmazlık Elemanları

Şekil 1.13’te sızdırmazlık elemanlarından kaçan basınçlı havanın neden olduğu güç kaybı gösterilmiştir. Doğru tasarlanmayan bir sızdırmazlık elemanının, motor güç çıktısını %16-18 ve motor verimini ise %10 seviyelerinde azalttığı raporlanmıştır (Ludwig, 1973). Tüm verim ve performans limitlerinin daha fazla zorlandığı günümüz teknolojisinde dünya üzerinde bütün gaz türbinli motorlar düşünülürse, bu verim artışı ekonomi açısından önemli görülmektedir. Bu nedenle, içten yanmalı motorlardaki piston segmanlarına benzer şekilde sızdırmazlık elemanları gaz türbinli motorlarda hayati önem taşımaktadır. Sızdırmazlık elemanları, gaz türbinli motorlardaki verim artışının yanı sıra, kullanım ömrünün uzatılması, güvenirliliğinin arttırılması ve bakım maliyetlerinin azaltılması gibi konularda da önemli katkı sağlamaktadır.

Şekil 1.13. Sızdırmazlık elemanlarından kaçan debinin neden olduğu güç kaybı (Ludwig, 1973)

Sızdırmazlık elemanları; çalıştıkları zorlu ortamlarda sürtünme, aşınma, mekanik, ısıl ve aerodinamik formlarda değişik yükler altında çalışırlar. Bu nedenle sızdırmazlık elemanlarının çalıştığı şartlara uygun tipte seçilmesi ve tasarımının motor karakteristiğine göre yapılması gerekmektedir.

Şekil 1.14’de dönen rotor ile sabit stator arasına yerleştirilmiş örnek bir labirent keçe formundaki sızdırmazlık elemanı gösterilmiştir. Dönen rotor ile sabit stator arasına uygulanan sızdırmazlık elemanı, yüksek ve düşük basınç arasında en düşük açıklığı sağlayarak (Şekil 1.14’deki uygulamada labirent dişler sayesinde) yani akış kesitini daraltarak kaçan hava akışını ve debisini kontrol eder.

Şekil 1.14. Sızdırmazlık elemanı uygulama örneği

Gaz türbinli motorlarda, ana akış hattında ve özellikle ikincil hava akış hattında yüksek ve düşük basınç bölgelerinin korunması gereken çeşitli yerlerde sızdırmazlık elemanları uygulanmaktadır. Sızdırmazlık elemanlarının uygulamaları genelde ikincil akış sistemi üzerine yoğunlaşmıştır. İkincil akış sisteminin, türbin üzerinde yağlama ve soğutma gibi kritik görevleri vardır. Sızdırmazlık elemanları da bu kritik görevleri yerine getirmekte kullanılmaktadır. Sızdırmazlık elemanlarının gaz türbinli uçak motorlarında genel olarak kullanım yerleri ve görevleri Şekil 1.15’de gösterilmiştir.

Şekil 1.15. Sızdırmazlık elemanlarının gaz türbinli uçak motorlarında genel olarak kullanım yerleri ve görevleri (Chupp, 2006)

Aşağıda Şekil 1.16’de, tipik bir gaz türbininde havanın ikincil akış bölgesinde izlediği yol gösterilmiştir. İkincil hava sistemi, kompresörde basınçlandırılan havanın %15-

%20’sini soğutma ve basınçlandırma gibi görevler için kullanmaktadır. İkincil akış sisteminde hava, ihtiyaca göre düşük veya yüksek basınç kompresör çıkışlarından alınarak hava kanalları ile yatak bölgelerine, eksenel dengeleme bölgesine ve türbin kanat bölgelerine yönlendirilir. Sızdırmazlık elemanları uygulandıkları tüm bölgelerde motor isterlerine göre debiyi kontrol etmekle görevlidir.

Şekil 1.16. Tipik bir gaz türbinindeki ikincil akış hatları (Rolls Royce - The Jet Engine)

Aşağıda Şekil 1.17’de ikincil hava sistemi üzerindeki en kritik keçeler olan kompresör çıkış keçesi ve türbin ara kademe keçesi gösterilmiştir.

1) Kompresör bölgesi sızdırmazlık elemanları

2) Eksenel dengeleme bölgesi sızdırmazlık elemanları 3) Türbin bölgesi sızdırmazlık elemanları

4) Yataklama bölgesi sızdırmazlık elemanları

1) Kompresör Bölgesi Sızdırmazlık Elemanları: Kompresör son kademesi ve ara kademelerdeki kaçakları engellemek ve motorun sıcak bölgelerinde kullanılan soğutma havasını kontrol etmek amacı ile kullanılmaktadır. Motor yakıt tüketimi, kompresör verimi ve sıcak bölgelerdeki elemanların güvenilirliği açısından önemlidir.

2) Eksenel Dengeleme Bölgesi Sızdırmazlık Elemanları: Gaz türbinlerinde rulman yataklarındaki eksenel yüklerin dengelenmesi için basınçlı bir bölge oluşturulmakta ve bu bölgedeki basıncı korumak ve hava kaçaklarını engellemek için sızdırmazlık elemanları kullanılmaktadır.

3) Türbin Bölgesi Sızdırmazlık Elemanları: Türbin soğutma havasını kontrol etmek, kademeler arası kaçakları engellemek amacı ile kullanılmaktadır. Yakıt tüketimi, türbin verimi ve motorun güvenilirliği açısından kritik önem taşımaktadır. Bu bölgede kullanılan sızdırmazlık elemanlarının görevi, soğutma havası kaçaklarının en alt seviyede tutulması, türbin ön disk boşluğuna iletilen hava miktarının belirlenmesi ve türbin disk boşluğuna sıcak gaz girişinin engellenmesidir.

4) Yataklama Bölgesi Sızdırmazlık Elemanları: Yataklardaki rulman haznesinden yağ kaçağını engellemek amacı ile kullanılmaktadır. Yatak sisteminin sağlıklı çalışması ve güvenilir bir motor tasarımı için bu bölgedeki sızdırmazlık elemanları önemlidir.

Gaz türbinli motorlarda yukarıda belirtilen bölgelerde kullanılmakta olan çeşitli tipte sızdırmazlık elemanları bulunmaktadır. Bu sızdırmazlık elemanı çeşitlerinden yoğun kullanılanlar aşağıdaki listelenmiştir.

1) Labirent keçe (Labyrinth seal)

2) Fırça keçe (Brush seal)

3) Kombine labirent-fırça keçe (Hybrid seal)

4) Bal peteği keçe (Honeycomb seal)

5) Karbon keçe (Carbon seal)